EP1053936A1 - Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef - Google Patents

Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef Download PDF

Info

Publication number
EP1053936A1
EP1053936A1 EP00401310A EP00401310A EP1053936A1 EP 1053936 A1 EP1053936 A1 EP 1053936A1 EP 00401310 A EP00401310 A EP 00401310A EP 00401310 A EP00401310 A EP 00401310A EP 1053936 A1 EP1053936 A1 EP 1053936A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
engine
attachment
mast
axis
aircraft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
EP00401310A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP1053936B1 (fr
Inventor
Pascal Jule
Alain Porte
Stéphane Levert
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of EP1053936A1 publication Critical patent/EP1053936A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP1053936B1 publication Critical patent/EP1053936B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads

Definitions

  • the invention relates to a device attachment for mounting an aircraft engine on a mast fixed to a structural element of the aircraft, such as a wing or fuselage element.
  • the hanging device conforms to the invention can be used on any type of aircraft.
  • a preferred application concerns aircraft of recent construction, whose engines are equipped with blowers of very large diameters.
  • the engines fitted to aircraft are either suspended from a mast fixed under the wing of the aircraft, either hooked laterally to a fixed mast on the fuselage of the aircraft.
  • the connection between the engine and the mast is generally provided by a front hooking device and a rear hanging device. These devices hooking function is to transmit to the aircraft, through the mast, the efforts generated by the engine.
  • the engine is assigned a orthonormal reference frame OXYZ, in which the axis OX, directed forward, is oriented along the longitudinal axis of the motor, the OY axis is oriented laterally in a plane horizontal and the OZ axis is oriented vertically towards the top.
  • the forces transmitted to the structure of the aircraft by the attachment devices are mainly engine thrust forces, applied substantially along the OX axis, forces lateral due in particular to a gust of wind, applied substantially along the OY axis, and forces due to the engine mass or generated in the event of an aircraft crash, applied substantially along the OZ axis.
  • the hanging devices transmit to the structure of the aircraft a moment along the OX axis, due to movement rotary motor.
  • the forces applied along the axes OY and OZ are reversed.
  • the housing central of the turbojet engine is directly attached to the mast attachment by a front clip and a clip back.
  • the front attachment resumes simultaneously the forces along the axes OX, OY and OZ and the rear attachment takes up the efforts along the axes OY and OZ as well as the moment along the OX axis.
  • a front attachment is interposed between the mast and the housing of the turbojet engine and a rear attachment is interposed between the mast and the central casing of the turbojet engine, as in the "core” type assembly.
  • the front attachment takes up the efforts according to the OY and OZ axes and the rear attachment takes up the forces along the axes OX, OY and OZ as well as the moment along the OX axis.
  • resumption of the thrust along the OX axis is effected by means of two connecting rods connecting the rear attachment to the front part of the housing central of the engine.
  • the return rods of thrust are sized to take up an effort important, oriented along the longitudinal axis OX of the engine. They are therefore very long rods (about 2 m).
  • the hanging device called upon to perform this function should preferably be easily removable to avoid loss time when removing or installing the engine.
  • the main object of the invention is a simplified hanging device, capable of being used in a new engine mounting system aircraft on a rigging mast, in order to ensure the transmission of forces according to a single direction, in a reduced location and disturbing aerodynamic air flow as little as possible.
  • the invention also relates to a hanging device capable of being easily disassembled, if necessary.
  • this result is obtained by means of a hooking device aircraft engine on a mast attached to an element of structure of the aircraft, said device comprising a main hanging structure and a structure emergency attachment, characterized in that the main hanging structure ensures the transmission of forces directed towards the mast, according to a one and only direction, substantially radial by relative to a longitudinal axis of the engine, the structure emergency attachment comprising an element fixed to the mast, which is also part of the hanging structure main.
  • the element common to the structure main attachment and to the attachment structure emergency comprises advantageously at least two separate parts, capable of transmitting independently from each other the efforts oriented according to said direction. So if one of the two breaks parts, the transmission of forces continues to be secured through the other room.
  • the main attachment structure further includes a substantially articulated lifter in its center on the element common to the structure main attachment and to the attachment structure and two connecting rods hinged to each of the ends of the lifting beam, so as to connect it to an engine housing.
  • the lifter is preferably articulated on the element common to the structure main attachment and to the attachment structure emergency by an oriented hinge pin substantially parallel to the longitudinal axis of the engine.
  • connecting rods are advantageously articulated on the lifting beam and on the motor housing by swivel pins. This arrangement avoids that parasitic forces, that is to say oriented according to a direction different from the direction of transmission of the aforementioned efforts, do not pass through the hanging device.
  • the element common to this structure and to the main attachment structure is advantageously connected to the housing by a link with play, not working when the hanging structure main is operational.
  • the link with play includes another axis of articulation, mounted on the element by through a ball joint, and a hole formed in a clevis secured to the casing and traversed with clearance by said other axis of articulation.
  • the attachment device according to the invention is advantageously used to connect the mast to the housing fan of this turbojet engine.
  • the element common to the structure main attachment and to the attachment structure backup includes a disconnection plan, planned for be fixed to the mast by fixing means.
  • a hanging device according to the invention, applied to the case of an engine mounted under the wing of a aircraft.
  • an identical hanging device can be used to mount a engine laterally against the fuselage of an aircraft.
  • the hanging device shown in the figure is used to connect a motor housing C of which wish to carry out the attachment to a mast (not shown) fixed under the wing of the aircraft. More precisely, in the most frequent case where the engine of the aircraft is a turbojet engine, the attachment device according to the invention is advantageously interposed between the mast and the fan casing C of this turbojet engine.
  • the attachment device illustrated on the figure is a particularly simple device and compact, sized and optimized so as not to transmit to the mast that the efforts exerted by the motor in one direction, oriented towards the mast, substantially radially with respect to a longitudinal axis of the engine.
  • the attachment device conforms to the invention only ensures transmission to the mast of thrust forces, directed substantially along the axis vertical OZ, in an orthonormal coordinate system OXYZ in which the OX axis is oriented forward along the axis longitudinal of the engine, the OY axis is oriented laterally and located in a horizontal plane and the axis OZ is oriented vertically upwards.
  • the hanging device is applied to the mounting of an engine on the fuselage of a aircraft, the only forces transmitted by this device are oriented substantially along the lateral axis OY.
  • the device of attachment comprises a structure main attachment, which normally ensures the integral transmission of forces when it is operational, and a hanging structure of rescue, through which a part of the efforts to be transmitted after one of the parts of the main attachment structure.
  • the main attachment structure and the emergency hanging structure include a common element, generally designated by the reference 10 in the figure.
  • element 10 Given its vital function in the attachment device, element 10 is formed of two separate parts 10a and 10b, through which all the forces transmitted between the engine and the mast, under normal conditions as in emergency conditions. More specifically, each of parts 10a and 10b forming the element 10 is suitable for alone, transfer all of these efforts.
  • the two parts 10a and 10b are joined back to back by such that the element 10 thus formed has in section in the XOZ plane the shape of a T.
  • the parts 10a and 10b are joined together, for example by means of bolts (not shown).
  • the element 10 comprises a yoke vertical male 12, formed half in each of parts 10a and 10b, as well as a horizontal sole 14, equally formed equally in each of the two parts constituting the element 10.
  • the flat upper face of the sole 14 of element 10 forms a disconnection plan, provided for be fixed under the hanging mast suspended from the wing, by any suitable fixing means such as barrel nuts, or the like. To facilitate the reading the figure, these fixing means have not been represented.
  • Male yoke 12 projects downward at starting from the sole 14, in a plane perpendicular to the longitudinal axis OX of the engine. Near the sole 14, the yoke 12 is crossed by a first hole (not shown), in which an axis is mounted of articulation 16. This axis of articulation 16 is oriented substantially parallel to the longitudinal axis Engine OX. It is an integral part of the structure of the device, including the others constituent elements will now be described.
  • the main hanging structure of the hanging device comprises also a lifting beam 18, which is articulated substantially in its center on element 10, by through the hinge pin 16. More specifically, the spreader 18 extends in a direction substantially parallel to the lateral axis OY, of on either side of axis 16 and it is mounted on this axis so as to be able to pivot freely in relation to item 10.
  • the spreader 18 is a single piece, which has two parallel branches 18a, 18b located on either side of the male yoke 12. These two branches 18a, 18b are connected to each other, on each side of the male yoke 12, by members 18c, one of which only is visible in the figure. Beyond these frames 18c, branches 18a, 18b of spreader 18 form female yokes in which are received pivot axes 22 oriented parallel to the pivot axis 16.
  • the main hanging structure further includes two connecting rods 24, connecting each end of the lifter 18 to motor housing C.
  • These connecting rods 24 are located in the median plane of the spreader 18, perpendicular to the longitudinal axis OX of the engine. More specifically, a end of each of the connecting rods 24 is articulated in the female yoke formed by the adjacent end of the spreader 18, via axis 22 and a ball joint (not shown).
  • each of the connecting rods 24 is articulated in a female yoke 26 provided for this effect on motor housing C.
  • This joint is provided by a pivot pin 28 as well as by a ball joint (not shown) interposed between axis 28 and the end of the corresponding rod 24.
  • the attachment structure of relief is mainly constituted by element 10 already described.
  • a second hole crosses the male yoke 12, near its end lower.
  • a pivot pin 34 is mounted in this second hole via a ball joint (not shown).
  • the pivot axis 34 crosses with play a hole 32 formed in a female yoke 36 making integral part of engine casing C.
  • pivot axis 34 is oriented substantially parallel to the longitudinal axis Engine OX.
  • the clearance formed between hole 32 and the axis of pivot 34 is dimensioned so that the female yoke 36 is never in contact with the pivot axis 34 carried by the male yoke 12, when the structure main attachment is operational.
  • the hole 32 can possibly have an oblong shape in the circumferential sense.
  • the device When the aircraft is in flight, the device is subjected to thrust forces along the OX axis, to lateral forces along the OY axis and forces due to weight of the motor along the OZ axis.
  • Pushing efforts are resumed mainly by one or more other devices hooking (not shown) by which the motor is also connected to the mast. Because the connecting rods 24 are mounted on the lifting beam 18 and on the casing C by spherical axes 22 and 28, if a small part of the thrust forces along the axis OX is not taken up by another attachment device for the mounting system, in no case may it be transmitted by the hanging device according to the invention.
  • the yoke 12 becomes active as an attachment structure for relief.
  • the yoke 12 automatically performs the hanging function and passing efforts, in association with each other connecting rod 24 still intact and the spreader 18. The efforts are therefore correctly transmitted to the mast.
  • the clevis 12 provides the same attachment and passage of efforts than previously, in association with the still integral part of the structure main attachment. The same applies in the event of rupture of one of the axes 22 and 28.
  • the hanging device according to the invention is a compact device, minimizing flow disturbance aerodynamic.
  • this device is particularly simple, both in its design and in its production. In particular, all parts are visible and can be inspected and dismantled without disassemble the engine.
  • the mounting and disassembly relative to the mast is easy, thanks to the means fixing (not shown) interposed between the sole 14 of element 10 and the mast.
  • the device is dimensioned and optimized to take back a single type of effort and to provide a backup function in the event of a fault of a room.
  • the invention is not limited to embodiment which has just been described as example. So at least some of the male yokes and females connecting the different parts of the device, through the pivot axes, can be reversed without departing from the scope of the invention.
  • the element 10 can in particular be formed by the assembly of two U-shaped section pieces, one inside the other.
  • the element 10 can possibly be made in one piece, sized to this effect. Furthermore, if the device is advantageously placed between a mast and a housing turbojet fan it can also be used to connect a mast to any other crankcase plane. Finally, as we have already observed, such a device can also be used in the case of a engine attached laterally to the fuselage of an aircraft.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Vehicle Body Suspensions (AREA)

Abstract

Un dispositif d'accrochage, particulièrement simple et compact, prévu pour être interposé entre un carter (C) d'un moteur d'aéronef et un mât lié à une voilure ou à un fuselage de l'aéronef, est conçu pour ne transmettre que des efforts exercés selon une seule direction (0Z). Le dispositif comprend un palonnier (18), articulé sur un élément (10) fixé au mât et remplissant également une fonction de secours. Les extrémités du palonnier (18) sont reliées au carter (C) du moteur par des bielles (24). L'élément (10) est, de préférence, formé de deux pièces (10a,10b), dont chacune est apte à transmettre l'intégralité des efforts selon la direction (OZ). <IMAGE>

Description

Domaine technique
L'invention concerne un dispositif d'accrochage destiné au montage d'un moteur d'aéronef sur un mât fixé à un élément de structure de l'aéronef, tel qu'un élément de voilure ou de fuselage.
Le dispositif d'accrochage conforme à l'invention peut être utilisé sur tout type d'avion. Une application privilégiée concerne les avions de construction récente, dont les moteurs sont équipés de soufflantes de très grands diamètres.
Etat de la technique
Les moteurs qui équipent les aéronefs sont soit suspendus à un mât fixé sous la voilure de l'aéronef, soit accrochés latéralement à un mât fixé sur le fuselage de l'aéronef. Dans l'un et l'autre cas, la liaison entre le moteur et le mât est généralement assurée par un dispositif d'accrochage avant et un dispositif d'accrochage arrière. Ces dispositifs d'accrochage ont pour fonction de transmettre à l'aéronef, par l'intermédiaire du mât, les efforts engendrés par le moteur.
Pour analyser les efforts transmis par les dispositifs d'accrochage, on affecte au moteur un repère orthonormé OXYZ, dans lequel l'axe OX, dirigé vers l'avant, est orienté selon l'axe longitudinal du moteur, l'axe OY est orienté latéralement dans un plan horizontal et l'axe OZ est orienté verticalement vers le haut.
Par rapport à ce repère, dans le cas d'un moteur suspendu à la voilure, les efforts transmis à la structure de l'aéronef par les dispositifs d'accrochage sont principalement des efforts de poussée du moteur, appliqués sensiblement selon l'axe OX, des efforts latéraux dus notamment à une rafale de vent, appliqués sensiblement selon l'axe OY, et des efforts dus à la masse du moteur ou générés en cas de crash de l'avion, appliqués sensiblement selon l'axe OZ. De plus, les dispositifs d'accrochage transmettent à la structure de l'aéronef un moment selon l'axe OX, dû au mouvement rotatif du moteur. Dans le cas d'un moteur monté latéralement sur le fuselage, les efforts appliqués selon les axes OY et OZ sont inversés.
Pour assurer la fixation d'un turboréacteur sur un mât d'accrochage d'aéronef, il existe actuellement deux types principaux de montage : le montage de type "core" et le montage de type "fan hybride".
Dans le montage de type "core", le carter central du turboréacteur est directement fixé au mât d'accrochage par une attache avant et une attache arrière. Dans ce cas, l'attache avant reprend simultanément les efforts selon les axes OX, OY et OZ et l'attache arrière reprend les efforts selon les axes OY et OZ ainsi que le moment selon l'axe OX.
Dans le montage de type "fan hybride", une attache avant est interposée entre le mât et le carter de soufflante du turboréacteur et une attache arrière est interposée entre le mât et le carter central du turboréacteur, comme dans le montage de type "core". Dans ce cas, l'attache avant reprend les efforts selon les axes OY et OZ et l'attache arrière reprend les efforts selon les axes OX, OY et OZ ainsi que le moment selon l'axe OX. De plus et comme l'illustre notamment le document EP-A- 0 564 126, la reprise de la poussée selon l'axe OX s'effectue au moyen de deux bielles reliant l'attache arrière à la partie avant du carter central du moteur.
Ainsi, dans l'ensemble des systèmes de fixation des moteurs d'aéronefs utilisés habituellement, tous les dispositifs d'accrochage autres que les bielles de reprise de poussée assurent la transmission des efforts selon au moins deux directions différentes.
Par ailleurs, les bielles de reprise de poussée sont dimensionnées pour reprendre un effort important, orienté selon l'axe longitudinal OX du moteur. Il s'agit donc de bielles de grande longueur (environ 2 m).
En outre et comme l'illustre notamment le document US-A-5 275 357, les dispositifs d'accrochage utilisés dans les systèmes de montage existants comportent le plus souvent une structure d'accrochage de secours. Cette structure d'accrochage de secours, liée directement au mât ou à une ferrure intermédiaire, est une pièce spécifique sollicitée uniquement dans le cas d'une rupture d'un ou plusieurs des éléments de la structure d'accrochage principale. Actuellement, toutes les pièces des structures d'accrochage de secours sont passives en fonctionnement normal. Elles n'interviennent pas lorsque la structure d'accrochage principale est opérationnelle. Elles ne deviennent actives que lors de la rupture d'une ou de plusieurs pièces de la structure d'accrochage principale. Leur absence n'altérerait donc pas la transmission des efforts au travers de la structure d'accrochage principale du dispositif d'accrochage.
L'utilisation récente de moteurs de dimensions et de masse de plus en plus importantes accentue des problèmes tels que la mise en flexion du moteur, les vibrations, etc.. Afin de s'affranchir de ces problèmes en assurant une meilleure répartition des masses, on envisage de remplacer les systèmes de montage traditionnels par un nouveau système, utilisant trois dispositifs d'accrochage au lieu de deux. Dans ce cas, le mât serait relié au carter de soufflante par un dispositif d'accrochage avant ne reprenant que les efforts appliqués dans une seule et unique direction, correspondant sensiblement à l'axe vertical OZ lorsque le moteur est placé sous la voilure de l'aéronef.
Pour réaliser ce dispositif d'accrochage, il n'est pas possible d'utiliser la structure à deux bielles servant à reprendre les efforts de poussée dans le montage de type "fan hybride". En effet, la direction de l'effort à transmettre est située dans un plan vertical et non plus longitudinal. De plus, le dispositif d'accrochage doit être le plus étroit possible afin que la perturbation engendrée dans l'écoulement aérodynamique de l'air soit aussi faible que possible. En outre, l'emplacement réduit dont on dispose entre le mât et le carter de soufflante du moteur impose d'utiliser un dispositif d'accrochage compact.
Par ailleurs, le dispositif d'accrochage appelé à remplir cette fonction doit, de préférence, être facilement démontable, afin d'éviter toute perte de temps lors de la dépose ou de la pose du moteur.
Enfin, il n'est pas non plus possible de reprendre l'un des dispositifs d'accrochage utilisés dans les systèmes de montage traditionnels, tels que l'attache avant du montage de type "fan hybride", qui reprend les efforts exercés selon les axes OY et OZ. En effet, du fait que ces dispositifs d'accrochage existants reprennent toujours des efforts exercés selon au moins une direction autre que l'axe OZ, leur utilisation impose de rigidifier plus fortement le mât afin d'assurer une reprise correcte des efforts transmis par le dispositif d'accrochage. Cela implique de rajouter de la matière et donc d'alourdir le mât, ce qui est pénalisant. De plus, cela irait à l'encontre d'une amélioration des performances du moteur, recherchée par l'utilisation d'un nouveau système de montage incluant un dispositif d'accrochage avant ne reprenant que les efforts appliqués principalement selon l'axe vertical OZ.
Exposé de l'invention
L'invention a principalement pour objet un dispositif d'accrochage simplifié, susceptible d'être utilisé dans un nouveau système de montage d'un moteur d'aéronef sur un mât d'accrochage, afin d'assurer la transmission des efforts selon une seule et unique direction, dans un emplacement réduit et en perturbant le moins possible l'écoulement aérodynamique de l'air.
Secondairement, l'invention a aussi pour objet un dispositif d'accrochage apte à être facilement démonté, si nécessaire.
Conformément à l'invention, ce résultat est obtenu au moyen d'un dispositif d'accrochage d'un moteur d'aéronef sur un mât fixé à un élément de structure de l'aéronef, ledit dispositif comprenant une structure d'accrochage principale et une structure d'accrochage de secours, caractérisé en ce que la structure d'accrochage principale assure la transmission d'efforts orientés vers le mât, selon une seule et unique direction, sensiblement radiale par rapport à un axe longitudinal du moteur, la structure d'accrochage de secours comprenant un élément fixé au mât, qui fait aussi partie de la structure d'accrochage principale.
Compte tenu de la fonction essentielle qu'il remplit dans le dispositif d'accrochage selon l'invention, l'élément commun à la structure d'accrochage principale et à la structure d'accrochage de secours comprend avantageusement au moins deux pièces distinctes, aptes à transmettre indépendamment l'une de l'autre les efforts orientés selon ladite direction. Ainsi, en cas de rupture de l'une des deux pièces, la transmission des efforts continue à être assurée au travers de l'autre pièce.
Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, la structure d'accrochage principale comprend, de plus, un palonnier articulé sensiblement en son centre sur l'élément commun à la structure d'accrochage principale et à la structure d'accrochage de secours, et deux bielles articulées à chacune des extrémités du palonnier, de façon à relier celui-ci à un carter du moteur.
Dans cet agencement, le palonnier est de préférence articulé sur l'élément commun à la structure d'accrochage principale et à la structure d'accrochage de secours par un axe d'articulation orienté sensiblement parallèlement à l'axe longitudinal du moteur.
Par ailleurs, les bielles sont avantageusement articulées sur le palonnier et sur le carter du moteur par des axes rotulés. Cet agencement permet d'éviter que des efforts parasites, c'est-à-dire orientés selon une direction différente de la direction de transmission d'efforts précitée, ne transitent par le dispositif d'accrochage.
Pour compléter la structure d'accrochage de secours, l'élément commun à cette structure et à la structure d'accrochage principale est avantageusement relié au carter par une liaison avec jeu, non travaillante lorsque la structure d'accrochage principale est opérationnelle.
Avantageusement, la liaison avec jeu comprend un autre axe d'articulation, monté sur l'élément par l'intermédiaire d'une rotule, et un trou formé dans une chape solidaire du carter et traversé avec jeu par ledit autre axe d'articulation.
Dans le cas où le moteur est un turboréacteur, le dispositif d'accrochage selon l'invention est utilisé avantageusement pour relier le mât au carter de soufflante de ce turboréacteur.
De préférence, l'élément commun à la structure d'accrochage principal et à la structure d'accrochage de secours comprend un plan de déconnexion, prévu pour être fixé au mât par des moyens de fixation.
Brève description des dessins
On décrira à présent, à titre d'exemple non limitatif, un mode de réalisation préféré de l'invention, en se référant aux dessins annexés, dans lesquels la figure unique est une vue en perspective qui représente un dispositif d'accrochage conforme à l'invention.
Exposé détaillé d'un mode de réalisation préféré de l'invention
Sur la figure unique, on a représenté un dispositif d'accrochage conforme à l'invention, appliqué au cas d'un moteur monté sous la voilure d'un aéronef. Dans une variante de réalisation non représentée, un dispositif d'accrochage identique, mais orienté différemment, peut être utilisé pour monter un moteur latéralement contre le fuselage d'un aéronef.
Le dispositif d'accrochage représenté sur la figure permet de relier un carter C du moteur dont on désire réaliser l'accrochage à un mât (non représenté) fixé sous la voilure de l'aéronef. Plus précisément, dans le cas le plus fréquent où le moteur de l'aéronef est un turboréacteur, le dispositif d'accrochage selon l'invention est avantageusement interposé entre le mât et le carter de soufflante C de ce turboréacteur.
Conformément à une caractéristique essentielle de l'invention, le dispositif d'accrochage illustré sur la figure est un dispositif particulièrement simple et compact, dimensionné et optimisé de façon à ne transmettre au mât que les efforts exercés par le moteur selon une seule et unique direction, orientée vers le mât, sensiblement radialement par rapport à un axe longitudinal du moteur.
Ainsi, le dispositif d'accrochage conforme à l'invention assure seulement la transmission au mât des efforts de poussée, dirigés sensiblement selon l'axe vertical OZ, dans un repère orthonormé OXYZ dans lequel l'axe OX est orienté vers l'avant selon l'axe longitudinal du moteur, l'axe OY est orienté latéralement et situé dans un plan horizontal et l'axe OZ est orienté verticalement vers le haut. Dans le cas (non représenté) où le dispositif d'accrochage est appliqué au montage d'un moteur sur le fuselage d'un aéronef, les seuls efforts transmis par ce dispositif sont orientés sensiblement selon l'axe latéral OY.
Comme les dispositifs d'accrochage utilisés dans les systèmes de montage traditionnels de type "core" et de type "fan hybride", le dispositif d'accrochage selon l'invention comprend une structure d'accrochage principale, qui assure normalement la transmission intégrale des efforts lorsqu'elle est opérationnelle, et une structure d'accrochage de secours, au travers de laquelle transite une partie des efforts à transmettre, après la cassure de l'une des pièces de la structure d'accrochage principale.
Dans le dispositif d'accrochage selon l'invention, la structure d'accrochage principale et la structure d'accrochage de secours comprennent un élément commun, désigné de façon générale par la référence 10 sur la figure.
Compte tenu de sa fonction vitale dans le dispositif d'accrochage, l'élément 10 est formé de deux pièces distinctes 10a et 10b, au travers desquelles transitent tous les efforts transmis entre le moteur et le mât, dans les conditions normales comme dans les conditions de secours. Plus précisément, chacune des pièces 10a et 10b formant l'élément 10 est apte à transférer, à elle seule, l'ensemble de ces efforts.
Chacune des pièces 10a et lOb présente en section, dans le plan vertical XOZ, la forme d'un L. Les deux pièces 10a et 10b sont accolées dos à dos de telle sorte que l'élément 10 ainsi formé présente en section dans le plan XOZ la forme d'un T. Les pièces 10a et 10b sont assemblées l'une à l'autre, par exemple au moyen de boulons (non représentés).
Ainsi, l'élément 10 comprend une chape verticale mâle 12, formée pour moitié dans chacune des pièces 10a et 10b, ainsi qu'une semelle horizontale 14, également formée pour moitié dans chacune des deux pièces constituant l'élément 10.
La face supérieure plane de la semelle 14 de l'élément 10 forme un plan de déconnexion, prévu pour être fixé sous le mât d'accrochage suspendu à la voilure, par tout moyen de fixation approprié tel que des écrous à barillet, ou autres. Pour faciliter la lecture de la figure, ces moyens de fixation n'ont pas été représentés.
La chape mâle 12 fait saillie vers le bas à partir de la semelle 14, dans un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal OX du moteur. A proximité de la semelle 14, la chape 12 est traversée par un premier trou (non représenté), dans lequel est monté un axe d'articulation 16. Cet axe d'articulation 16 est orienté sensiblement parallèlement à l'axe longitudinal OX du moteur. Il fait partie intégrante de la structure d'accrochage principale du dispositif, dont les autres éléments constitutifs vont à présent être décrits.
La structure d'accrochage principale du dispositif d'accrochage selon l'invention comprend également un palonnier 18, qui est articulé sensiblement en son centre sur l'élément 10, par l'intermédiaire de l'axe d'articulation 16. Plus précisément, le palonnier 18 s'étend selon une direction sensiblement parallèle à l'axe latéral OY, de part et d'autre de l'axe 16 et il est monté sur cet axe de façon à pouvoir pivoter librement par rapport à l'élément 10.
De façon plus détaillée, on voit sur la figure que le palonnier 18 est une pièce monobloc, qui comporte deux branches parallèles 18a, 18b situées de part et d'autre de la chape mâle 12. Ces deux branches 18a, 18b sont reliées l'une à l'autre, de chaque côté de la chape mâle 12, par des membrures 18c, dont une seule est visible sur la figure. Au-delà de ces membrures 18c, les branches 18a, 18b du palonnier 18 forment des chapes femelles dans lesquelles sont reçus des axes de pivotement 22 orientés parallèlement à l'axe de pivotement 16.
Comme l'illustre également la figure, la structure d'accrochage principale comprend de plus deux bielles 24, reliant chacune des extrémités du palonnier 18 au carter C du moteur. Ces bielles 24 sont situées dans le plan médian du palonnier 18, perpendiculaire à l'axe longitudinal OX du moteur. Plus précisément, une extrémité de chacune des bielles 24 est articulée dans la chape femelle formée par l'extrémité adjacente du palonnier 18, par l'intermédiaire de l'axe 22 et d'une rotule (non représentée).
L'autre extrémité de chacune des bielles 24 est articulée dans une chape femelle 26 prévue à cet effet sur le carter C du moteur. Cette articulation est assurée par un axe de pivotement 28 ainsi que par une rotule (non représentée) interposée entre l'axe 28 et l'extrémité de la bielle 24 correspondante.
Par ailleurs, la structure d'accrochage de secours est principalement constituée par l'élément 10 déjà décrit. Afin d'assurer une liaison mécanique directe entre cet élément 10 et le carter C du moteur, en cas de défaillance de l'une des pièces constituant la structure d'accrochage principale, un deuxième trou traverse la chape mâle 12, à proximité de son extrémité inférieure. Un axe de pivotement 34 est monté dans ce deuxième trou par l'intermédiaire d'une rotule (non représentée). L'axe de pivotement 34 traverse avec jeu un trou 32 formé dans une chape femelle 36 faisant partie intégrante du carter C du moteur. Comme les axes de pivotement 16, 22 et 28, l'axe de pivotement 34 est orienté sensiblement parallèlement à l'axe longitudinal OX du moteur.
Le jeu formé entre le trou 32 et l'axe de pivotement 34 est dimensionné afin que la chape femelle 36 ne soit jamais en contact avec l'axe de pivotement 34 porté par la chape mâle 12, lorsque la structure d'accrochage principale est opérationnelle. Afin d'absorber les mouvements relatifs du moteur, dus notamment à la dilatation, le trou 32 peut éventuellement présenter une forme oblongue dans le sens circonférentiel.
Lorsque toutes les pièces du dispositif d'accrochage qui vient d'être décrit sont en état de marche et lorsque l'avion est au sol, l'ensemble formé par le palonnier 18 et par les bielles 24 s'équilibre naturellement, du fait que le palonnier pivote librement autour de l'axe 16. Les efforts exercés par le moteur selon l'axe OZ transitent par les bielles 24, le palonnier 18, l'axe 16, puis l'élément 10, jusqu'au mât (non représenté). L'élément 10, qui appartient à la structure d'accrochage de secours, est donc actif en permanence, c'est-à-dire en l'absence de rupture d'une pièce d'accrochage principale.
Lorsque l'avion est en vol, le dispositif est soumis à des efforts de poussée selon l'axe OX, à des efforts latéraux selon l'axe OY et à des efforts dus au poids du moteur selon l'axe OZ.
Les efforts de poussée sont repris majoritairement par un ou plusieurs autres dispositifs d'accrochage (non représentés) par lesquels le moteur est également relié au mât. Du fait que les bielles 24 sont montées sur le palonnier 18 et sur le carter C par des axes 22 et 28 rotulés, si une faible partie des efforts de poussée selon l'axe OX n'est pas reprise par un autre dispositif d'accrochage du système de montage, elle ne peut en aucun cas être transmise par le dispositif d'accrochage selon l'invention.
Lorsque le réacteur est soumis à une rafale de vent selon l'axe OY, il se met automatiquement dans une nouvelle position d'équilibre, grâce à la capacité de pivotement du palonnier 18 autour de l'axe 16. Cette caractéristique est rendue possible par le fait que le palonnier 18 est monté pivotant sur la chape 12.
En cas de rupture de l'une des pièces constitutives du dispositif d'accrochage, la chape 12 devient active en tant que structure d'accrochage de secours.
Ainsi, si l'une des bielles 24 casse, la chape 12 assure automatiquement la fonction d'accrochage et de passage des efforts, en association avec l'autre bielle 24 encore intègre et le palonnier 18. Les efforts sont donc correctement retransmis au mât.
Par ailleurs, en cas de rupture de l'une des chapes formée par les extrémités du palonnier 18, la chape 12 assure la même fonction d'accrochage et de passage des efforts que précédemment, en association avec la partie encore intègre de la structure d'accrochage principale. Il en est de même en cas de rupture de l'un des axes 22 et 28.
La description qui précède montre que le dispositif d'accrochage selon l'invention est un dispositif compact, perturbant au minimum l'écoulement aérodynamique.
De plus, ce dispositif est particulièrement simple, aussi bien dans sa conception que dans sa réalisation. En particulier, toutes les pièces sont visibles et peuvent être inspectées et démontées sans démonter le moteur. En outre, le montage et le démontage par rapport au mât est aisé, grâce aux moyens de fixation (non représentés) interposés entre la semelle 14 de l'élément 10 et le mât.
Enfin, le dispositif est dimensionné et optimisé pour reprendre un seul type d'effort et pour assurer une fonction de secours en cas de défaillance d'une pièce.
Bien entendu, l'invention n'est pas limitée au mode de réalisation qui vient d'être décrit à titre d'exemple. Ainsi, au moins certaines des chapes mâles et femelles reliant les différentes pièces du dispositif, au travers des axes de pivotement, peuvent être inversées sans sortir du cadre de l'invention. Dans ce cas, l'élément 10 peut notamment être formé par l'assemblage de deux pièces à section en forme de U, encastrées l'une dans l'autre.
D'autre part, l'élément 10 peut éventuellement être réalisé en une seule pièce, dimensionnée à cet effet. Par ailleurs, si le dispositif est avantageusement placé entre un mât et un carter de soufflante de turboréacteur, il peut aussi être utilisé pour relier un mât à tout autre carter de moteur d'avion. Enfin, comme on l'a déjà observé, un tel dispositif peut aussi être utilisé dans le cas d'un moteur fixé latéralement au fuselage d'un aéronef.

Claims (9)

  1. Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aéronef sur un mât fixé à un élément de structure de l'aéronef, ledit dispositif comprenant une structure d'accrochage principale et une structure d'accrochage de secours, caractérisé en ce que la structure d'accrochage principale (18,24) assure la transmission d'efforts orientés vers le mât, selon une seule et unique direction (OZ), sensiblement radiale, par rapport à un axe longitudinal (OX) du moteur, la structure d'accrochage de secours comprenant un élément (10) fixé au mât, qui fait aussi partie de la structure d'accrochage principale.
  2. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel ledit élément (10) comprend au moins deux pièces distinctes (10a,10b), aptes à transmettre indépendamment l'une de l'autre les efforts orientés selon ladite direction (OZ).
  3. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, dans lequel la structure d'accrochage principale comprend, de plus, un palonnier (18) articulé sensiblement en son centre sur ledit élément (10), et deux bielles (24) articulées à chacune des extrémités du palonnier (18), de façon à relier celui-ci à un carter (C) du moteur.
  4. Dispositif selon la revendication 3, dans lequel le palonnier (18) est articulé sur ledit élément (10) par un axe d'articulation (16) orienté sensiblement parallèlement à l'axe longitudinal du moteur.
  5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 3 et 4, dans lequel les bielles (24) sont articulées sur le palonnier (18) et sur le carter (C) du moteur par des axes rotulés (22,28).
  6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, dans lequel ledit élément (10) est relié au carter (C) par une liaison avec jeu (32,34), non travaillante lorsque la structure d'accrochage principale est opérationnelle.
  7. Dispositif selon la revendication 6, dans lequel ladite liaison avec jeu comprend un autre axe d'articulation (34), monté sur l'élément (10) par l'intermédiaire d'une rotule, et un trou (32) formé dans une chape (36) solidaire du carter (C) et traversé avec jeu par ledit autre axe d'articulation (34).
  8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 3 à 7, dans lequel, le moteur étant un turboréacteur, ledit carter est un carter (C) de soufflante du turboréacteur.
  9. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel ledit élément (10) comprend un plan de déconnexion, prévu pour être fixé au mât par des moyens de fixation.
EP00401310A 1999-05-17 2000-05-15 Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef Expired - Lifetime EP1053936B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9906215 1999-05-17
FR9906215A FR2793767B1 (fr) 1999-05-17 1999-05-17 Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1053936A1 true EP1053936A1 (fr) 2000-11-22
EP1053936B1 EP1053936B1 (fr) 2004-07-28

Family

ID=9545643

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP00401310A Expired - Lifetime EP1053936B1 (fr) 1999-05-17 2000-05-15 Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6341746B1 (fr)
EP (1) EP1053936B1 (fr)
CA (1) CA2308889C (fr)
DE (1) DE60012416T2 (fr)
ES (1) ES2223418T3 (fr)
FR (1) FR2793767B1 (fr)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2820402A1 (fr) * 2001-02-08 2002-08-09 Eads Airbus Sa Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aeronef
FR2873985A1 (fr) * 2004-08-04 2006-02-10 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef
FR2964737A1 (fr) * 2010-09-14 2012-03-16 Airbus Operations Sas Procede de mesure d'efforts dans des jonctions en environnement haute temperature et axe instrumente de mise en oeuvre, en particulier pour attache arriere de turboreacteur d'aeronef
US10266273B2 (en) 2013-07-26 2019-04-23 Mra Systems, Llc Aircraft engine pylon
US20220031621A1 (en) * 2017-07-14 2022-02-03 4D Pharma León S.L.U. Process for lyophilising a product

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2799432A1 (fr) * 1999-10-07 2001-04-13 Snecma Suspension a securite integree pour groupes motopropulseurs d'aeronefs
FR2818614B1 (fr) * 2000-12-21 2003-01-31 Snecma Moteurs Piece de suspension d'un turboreacteur
FR2830516B1 (fr) * 2001-10-04 2004-01-02 Snecma Moteurs Suspension de turboreacteur
FR2862611B1 (fr) * 2003-11-25 2007-03-09 Airbus France Dispositif d'accrochage d'un moteur sous une voilure d'aeronef
FR2862612B1 (fr) * 2003-11-25 2006-02-17 Airbus France Dispositif d'accrochage d'un moteur sous une voilure d'aeronef
US6843449B1 (en) 2004-02-09 2005-01-18 General Electric Company Fail-safe aircraft engine mounting system
FR2868041B1 (fr) * 2004-03-25 2006-05-26 Snecma Moteurs Sa Suspension d'un moteur d'avion
FR2883839B1 (fr) * 2005-03-29 2007-06-29 Snecma Moteurs Sa Suspension arriere de turboreacteur
US7281848B2 (en) * 2005-08-17 2007-10-16 General Electric Co. X-ray tube mounting methodology
GB2459483B (en) * 2008-04-24 2010-06-30 Rolls Royce Plc Engine mounting arrangement
GB0810585D0 (en) * 2008-06-11 2008-07-16 Rolls Royce Plc Engine mounting arrangement
GB0810589D0 (en) * 2008-06-11 2008-07-16 Rolls Royce Plc Engine mounting arrangement
GB201315968D0 (en) * 2013-09-09 2013-10-23 Rolls Royce Plc Aircraft engine mount
FR3020343B1 (fr) * 2014-04-23 2017-10-27 Airbus Operations Sas Ensemble pour aeronef comprenant une structure primaire de mat d'accrochage constituee par trois elements independants
FR3027873B1 (fr) * 2014-11-03 2016-12-23 Airbus Operations Sas Attache moteur avant pour un moteur d'aeronef
US10029801B2 (en) * 2015-08-17 2018-07-24 The Boeing Company AFT engine mounting link rotational stop collar
FR3073823B1 (fr) * 2017-11-21 2019-11-08 Airbus Operations Attache moteur arriere pour un moteur d'aeronef
USD880279S1 (en) * 2017-12-11 2020-04-07 Marchesan Implementos E Maquinas Agricolas Tatu S.A. Support bracket
FR3123050A1 (fr) * 2021-05-20 2022-11-25 Airbus Sas Système de réservoir comportant un châssis, un réservoir de dihydrogène et des moyens de fixation du réservoir au châssis

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1993011041A1 (fr) * 1991-11-25 1993-06-10 Rolls-Royce Plc Agencement de montage pour un turbo-moteur a combustion
EP0564126A1 (fr) 1992-03-25 1993-10-06 General Electric Company Montage de reprise de poussée d'un moteur sur un avion
US5275357A (en) 1992-01-16 1994-01-04 General Electric Company Aircraft engine mount

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0431800B1 (fr) * 1989-12-05 1994-08-31 ROLLS-ROYCE plc Dispositif d'accrochage de sécurité pour moteurs
US5649417A (en) * 1995-03-24 1997-07-22 The Boeing Company Fail-safe engine mount system
US5620154A (en) * 1995-05-03 1997-04-15 The Boeing Company Three link failsafe engine mount
FR2770486B1 (fr) * 1997-11-06 2000-01-28 Aerospatiale Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aeronef
FR2774358B1 (fr) * 1998-02-04 2000-04-21 Aerospatiale Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1993011041A1 (fr) * 1991-11-25 1993-06-10 Rolls-Royce Plc Agencement de montage pour un turbo-moteur a combustion
US5275357A (en) 1992-01-16 1994-01-04 General Electric Company Aircraft engine mount
EP0564126A1 (fr) 1992-03-25 1993-10-06 General Electric Company Montage de reprise de poussée d'un moteur sur un avion

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2820402A1 (fr) * 2001-02-08 2002-08-09 Eads Airbus Sa Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aeronef
EP1231138A1 (fr) * 2001-02-08 2002-08-14 Airbus France Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aéronef
FR2873985A1 (fr) * 2004-08-04 2006-02-10 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef
WO2006021721A1 (fr) * 2004-08-04 2006-03-02 Airbus France Ensemble moteur pour aeronef
US7624945B2 (en) 2004-08-04 2009-12-01 Airbus France Aircraft engine unit
FR2964737A1 (fr) * 2010-09-14 2012-03-16 Airbus Operations Sas Procede de mesure d'efforts dans des jonctions en environnement haute temperature et axe instrumente de mise en oeuvre, en particulier pour attache arriere de turboreacteur d'aeronef
WO2012035245A1 (fr) * 2010-09-14 2012-03-22 Airbus Operations Sas Procédé de mesure d'efforts dans des jonctions en environnement haute température et axe instrumenté de mise en oeuvre, en particulier pour attache arrière de turboréacteur d'aéronef
US9151697B2 (en) 2010-09-14 2015-10-06 Airbus Operations (S.A.S.) Method of measuring loadings in joins in a high-temperature environment and instrumented shaft for implementation, in particular for rear attachment of aircraft turbojet
US10266273B2 (en) 2013-07-26 2019-04-23 Mra Systems, Llc Aircraft engine pylon
US20220031621A1 (en) * 2017-07-14 2022-02-03 4D Pharma León S.L.U. Process for lyophilising a product
US11648204B2 (en) * 2017-07-14 2023-05-16 4D Pharma León S.L.U. Process for lyophilising a product

Also Published As

Publication number Publication date
FR2793767B1 (fr) 2001-09-21
CA2308889C (fr) 2009-09-29
ES2223418T3 (es) 2005-03-01
EP1053936B1 (fr) 2004-07-28
FR2793767A1 (fr) 2000-11-24
DE60012416T2 (de) 2005-07-21
DE60012416D1 (de) 2004-09-02
US6341746B1 (en) 2002-01-29
CA2308889A1 (fr) 2000-11-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1053936B1 (fr) Dispositif d&#39;accrochage d&#39;un moteur d&#39;aeronef
EP1486418B1 (fr) Dispositif d&#39;accrochage d&#39;un moteur d&#39;aeronef à un mat
CA2469868C (fr) Dispositif d&#39;accrochage avant de moteur d&#39;avion
EP1136355B1 (fr) Dispositif de reprise de poussée apte à relier un turbomoteur et un mât d&#39;aéronef
EP2038174B1 (fr) Dispositif d&#39;accrochage d&#39;un moteur d&#39;aeronef comportant deux bielles de reprise de poussee a emboitement transversal
CA2541127C (fr) Suspension arriere de turboreacteur
EP2167384B1 (fr) Mât d&#39;accrochage de moteur pour aéronef disposant d&#39;une poutre d&#39;attache moteur arrière formant palonnier
EP1481897B1 (fr) Suspension arrière de moteur d&#39;avion avec reprise de poussée
EP1481895B1 (fr) Dispositif d&#39;accrochage arrière de moteur d&#39;avion
EP1929140B1 (fr) Attache arrière d&#39;un moteur d&#39;aéronef à deux manilles
FR3032180A1 (fr) Ensemble propulsif comportant un turboreacteur et un mat d&#39;accrochage permettant une nouvelle distribution des efforts entre le turboreacteur et la voilure
WO2006097484A1 (fr) Attache moteur d&#39;un systeme de montage interpose entre un mat d&#39;accrochage et un moteur d&#39;aeronef
FR2887853A1 (fr) Attache moteur pour aeronef destinee a etre interposee entre un moteur et un mat d&#39;accrochage
FR2918644A1 (fr) Mat d&#39;accrochage de moteur pour aeronef disposant d&#39;un palonnier articule en quatre points.
FR2931800A1 (fr) Dispositif de reprise des efforts de poussee pour mat d&#39;accrochage de moteur d&#39;aeronef, comprenant des bielles laterales a butees de palonnier integrees
FR2914908A1 (fr) Dispositif d&#39;accrochage de moteur d&#39;aeronef et aeronef comportant au moins un tel dispositif.
WO2003074359A1 (fr) Mat d&#39;accrochage d&#39;un moteur sous une voilure d&#39;aeronef
EP1571082A1 (fr) Système de montage interposé entre un moteur d&#39;aéronef et une structure rigide d&#39;un mât d&#39;accrochage fixé sous une voilure de cet aéronef
EP3728039B1 (fr) Dispositif de suspension
FR3127202A1 (fr) Ensemble de motorisation d’aéronef comprenant un dispositif de reprise d’efforts de poussée

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): DE ES GB IT

AX Request for extension of the european patent

Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI

17P Request for examination filed

Effective date: 20010505

AKX Designation fees paid

Free format text: DE ES GB IT

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: AIRBUS FRANCE

17Q First examination report despatched

Effective date: 20030528

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE ES GB IT

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REF Corresponds to:

Ref document number: 60012416

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20040902

Kind code of ref document: P

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)

Effective date: 20041021

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FG2A

Ref document number: 2223418

Country of ref document: ES

Kind code of ref document: T3

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20050429

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Payment date: 20090521

Year of fee payment: 10

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20090525

Year of fee payment: 10

Ref country code: IT

Payment date: 20090523

Year of fee payment: 10

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20090522

Year of fee payment: 10

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20100515

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20100515

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20101201

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FD2A

Effective date: 20110714

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20110704

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20100515

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20100516